Rans S-12, Pilot Operating Handbook

Chapter 5 - Airframe Maintenance

Overview

MAINTENANCE OF THIS AIRCRAFT CAN BE CARRIED OUT BY NEARLY 

ANYONE, HOWEVER A REQUIRED “CONDITION INSPECTION” EVERY 12 

MONTHS CAN ONLY BE PERFORMED BY THE HOLDER OF THE REPAIR-

MAN’S CERTIFICATE FOR THIS AIRCRAFT (N6167U) OR A LICENSED A&P 

MECHANIC.

This condition inspection is carried out in much the same manner as an “annual” that produc-

tion airplane owners are used to.  Certificated parts, such as a certified engine, or other parts 

certified for use on an airplane automatically are designated as unapproved when installed and 

operated on an amateur-build aircraft.  For this very reason, airworthiness directives do not 

legally apply to this aircraft unless the directive specifically cites N6167U as non-compliant.  

These technicalities notwithstanding, it would likely be foolish to disregard a factory AD on 

any component of the aircraft.  The safety of this aircraft rests primarily on the owner/operator 

and designated repairman, not the FAA and not the engine or airframe manufacturer.  Use com-

mon sense and show respect for the aircraft.

It is recommended to conduct an inspection which is the equal of a condition inspection, at 100 

hour intervals.  Of course when performed for a 100 hour interval purpose, the inspection does 

not need to be carried out by the designated repairman.

As the reader might expect, this listing of maintenance is not comprehensive.  Refer to records 

kept in the aircraft logbook for additional practicle maintenance information.  In most cases if 

something requires periodic maintenance, the mechanic will make a meaningful entry in the 

logbook reflecting what he/she has discovered.

Builder Key Areas

The pulley mount behind the left seat for the aileron cable was not manufactured properly and 

may allow the pulley to ‘cam over’ into a non-free state whereby friction and control integrity 

are severely compromised.  As an effort to reduce the magnitude of this effect, the hoop was 

bent slightly.  This hoop should be inspected after the first hour, then doubling the interval until 

it reaches the 100 hour point at which it is included in every 100 hour inspection.

The nut plates for the 3/16” bolts retaining the tail boom were noticed to behave in an unfa-

miliar fashion, due primarily with the builders inexperience with such fragile hardware and as 

a result all 3/16” AN hardware used to mount the tailboom to the main fuselage cage should 

be inspected at 5 hour intervals until the first 100 hours at which time they will be included in 

every 100 hour inspection.

The mounting points for the control stick were slightly misaligned due in part to to an error 

by the kit manufacturer and as a result the control stick may exhibit binding or galling when 

moved fore and aft (elevator).  The control stick (primarily elevator control movement) should 

be inspected at 5 hours then every 25 until the 100 hour point at which time it remains on the 

100 hour inspection list.  This included the collar at the foremost part of the tail boom where 

the elevator control rod passes thru to connect to the push-pull tube.  This collar should be 

lubricated with anti-seize at intervals of 25 hours or 1 year.

The manufacturer’s design of the rudder pedal and brake system (including the floor panel to 

which it is mounted) is such that a great deal of stress is placed on key hardware.  The bolts 

used to secure the rudder assembly to the floor pan produce undue force and may eventually 

cause failure of the mounting tabs or other associated hardware.  This entire sub-system should 

be inspected (under load) to ensure it’s integrity at 25 hour until reaching the 100 hour mark at 

which time it will remain on the 100 hour inspection list.

The lower strut attach points were necessarily modified when it was discovered the 

OEM equipment provided for less than 6 threads of engagement.  The blocks into which the 

ball joint for the rear strut lower attach point engages were manufactured to new specifications 

from 4130 material and such that over 20 threads were engaged.  The threads in this block 

were NOT roll formed but instead cut and as a result must be inspected closely.  This inspec-

tion necessitates removal of the bolt thru the rod end (and subsequent replacement of the lock 

nut after 3 uses) and will remain on the 100 hour inspection list.

The jury struts don’t fit too great and have a lot of slop where the pins attach them to the main 

struts.  As a result of this mis-fit, it is anticipated that there will be some play and movement 

in the system.  At 10 hours then every 25 hours the safety wire should be cut, the pins removed 

and the pins and holes inspected for wear until reaching the 100 hour mark at which time it 

will remain on the 100 hour inspection list.

Periodic Inspection Points (100hr, Condition Insp., etc.)

Most items of inspection that are listed in the condition inspection checklist in Appendix E 

should be included in the 100 hour inspections.  In some respects this is unjustified but because 

this aircraft is not built overly strong and because of the nature of the kit-build process, it is 

wise to inspect everything closely after 100 hours, afterall that amounts to about 6,500 miles.

The wing struts should be inspected thoroughly (spend 15 minutes) every 10 hours.  This 

includes all bolts, safety wire, cotter pins etc.  The struts, because they are extruded aluminum, 

are particularly sensitive to nicks, dings and scratches.  Look carefully for sings of wear par-

ticularly at the ends of the struts where hardware is mounted.  The integrity of the jury struts is 

also critical because failure of a jury strut could very quickly and violently lead to buckling of 

a main strut.  The plates and mounts to which the struts bolt on the wings and on the fuselage 

are equally as important.  Failure of the pin at the lower strut attach point, for example, would 

lead to immediate loss of one wing and departure from controlled flight (serious injury or death 

would follow).  Likewise the integrity of the tail boom and each individual component of the 

tail is critical to maintaining controlled flight.  Failure of the boom or of a major component of 

the tail (i.e. the tail boom extension) will cause departure from controlled flight.

The hinge bolts with castle nuts and cotter pins should be removed every 100 hours and 

remain on the 100 hour inspection list.  These bolts undergo a large amount of stress, fatigue 

and especially wear considering the installation.  It would not be unlikely for the bolts OR the 

cages (hinge brackets) to show significant wear.  Immediate replacement of the hinge bolts or 

brackets should be carried out at the first signs of significant wear.  Note also that after several 

replacements of the hinge brackets, the nutplate on the inside of the wing spar will be beyond 

it’s life limit and will have to be replaced.  This level of replacement can be done only by 

removing or cutting the wing covers and should be scheduled to coincide with the replacement 

PAGE 12